基于火箭橇的導航系統動態標定測試技術研究

摘 要： 針對北斗系統和慣導系統在現有實驗室條件下無法同時模擬真實使用環境下加速度、速度和振動條件，提出使用地面高速火箭橇技術來實現導航系統動態情況下空間位置、速度和時間參數的標定技術。重點討論了測試系統的組成結構和精度分析，通過這些技術手段來保證高精度導航系統在接近使用環境的條件下測試其精度。這種測試可以在導航系統產品設計、生產制造和交付驗收等全階段實施。

關鍵字： 北斗系統； 慣導系統； 火箭橇； 標定技術

中圖分類號： TN966?34 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2013）23?0013?03

Dynamic calibration technology of navigation system based on rocket sled

YAO Ran?zhong， HE Zhan?xiong， TANG Rui

（Testing Department， Aerospace Life?Support Industries， Xiangyang 441002， China）

Abstract： Since Beidou system and inertial navigation system can not simultaneously simulate acceleration， velocity and vibration conditions in the real application environment under the existing laboratory conditions， the ground high?speed rocket sled technology was adopted to achieve the space position， velocity and time parameters calibration of navigation system in the case of dynamic environment. The composition structure and precision analysis of the test system are discussed emphatically. These technical means is necessary for accuracy testing to ensure the accuracy of navigation system under the conditions close to the cervice environment. This test can be implemented in navigation system product design， manufacturing and delivery.

Keywords： Beidou system； inertial navigation system； rocket sled； calibration technology

0 引 言

隨著我國國防現代化水平的提高，新型武器系統對慣導系統測量精度的要求也相應提高?；鸺猎囼灡徽J為是一種有前途的測試方法。被測系統牢固放置在火箭橇試驗車上，點燃火箭發動機產生沿軌道高助推加速，然后隨之慣性滑行。末段達到零速度，加設滑橇水閘作減速阻尼和安全保護措施，靠軌道沿測多種手段測取位置、距離、速度、時間等參數，通過火箭發動機推動滑橇前進，摸擬載體實際飛行大過載力學環境下的工作特性，借助火箭動力來調整過載，以滿足實際飛行環境要求[1]。并通過精確測試有關參數（時間、速度、位置等），進而測量、記錄、分析、分離制導控制系統運行軌跡精度誤差的試驗評估技術[2?4]。

火箭橇測試慣性制導系統彌補了實驗室測試和戰地導彈飛行測試的空白[5?6]。20世紀60年代起，美國中央慣導實驗室進行了超過300次導彈制導系統的火箭橇試驗，早期的洲際導彈和戰術導彈慣導系統都進行過全面的試驗[7]。火箭橇試驗早已列入美國慣導系統的試驗大綱作為地面試驗的最后階段，并規定通過火箭橇試驗后慣導系統才能進行飛行試驗[8]。

我國正在發展的北斗衛星導航系統產品的抗直線加速度，加加速度性能如何，高動態條件下北斗系統的位置精度和速度精度如何這些問題都可以通過火箭橇試驗來評測。在現有條件的基礎上，極有必要盡快完善我國自己的慣導系統火箭橇試驗技術。本文著重討論火箭橇測試系統組成結構和精度分析。

1 慣導、北斗測試需求

以民用版本為例，單端北斗精度定位精度為10 m，測速精度為0.2 m/s。軍用北斗版本精度未知?？芍绻鑼Ρ倍废到y進行校準測試，位置精度高于1 m和速度精度高于0.02 m/s即可。

對慣導的考核現在主要討論石英加速度計的誤差項分離。

以石英加速度計[x]軸為例，其速度誤差微分方程式為[9]：

[δvxc=AxKax-ax=k0x+kxyay+kxzaz+K2xa2x+KXYaxay+KXZaxaz] （1）

其中，位置轉臺可標定低階誤差系數[k0x，kxy，kxz，]亦可在導彈運動中補償?；鸺猎囼炛饕己薣K2x，KXY]和[KXZ。]

下面對分離加速度計誤差要求進行分析。

2 不同外彈道測試方法比較

外測主要采用多普勒雷達測速儀和空間時間標定測試。多普勒雷達測速儀的測速精度為在[1‰]以下，當用其作為火箭橇重建彈道外測手段時，經過仿真計算，其精度與分離石英加速度計誤差的精度要求有一定距離。比如，當[K2x=1×10-5 g/g2]時，此項系數引起的速度誤差小于[1‰。]可以看出，分離加速度計二次項誤差系數不能采用多普勒雷達測速的方法。

石英加速度計可分離誤差項的設計理論值與多普勒測試能力見表1。

表1 石英加表誤差項設計理論值與多普勒能力

[誤差項＼設計值＼多普勒測試可分離項＼[k0x] /g＼5×10e-4＼5×10e-2＼[kxy] /rad＼1×10e-3＼1×10e-2＼[kxz] /rad＼1×10e-3＼1×10e-2＼[K2x] /（g/g2）＼5×10e-5＼5×10e-4＼[KXY] /（g/g2）＼5×10e-5 ＼2×10e-3 ＼[KXZ] /（g/g2）＼5×10e-5＼2×10e-3＼]

圖1為速度誤差仿真。實線為加表誤差，虛線為多普勒測試誤差。

圖1 加表與多普勒測試誤差圖

當采用時空位置標定法來設計試驗時，火箭橇試驗中重建彈道使用的外測數據是軌道旁隔阻片精確的位置和火箭橇通過每個隔阻片精確的時刻。

當火箭橇運行時，經過一個隔阻片，產生一個脈沖信號，利用采集器記錄下火箭橇運行過程中經過各個隔阻器的時刻。通過判讀各個脈沖的間隔時間即可得到火箭橇運行在各個隔阻片之間的時間，各個隔阻片之間的距離在試驗前和試驗后多次精確定位，其精度測量相對誤差可達1.75 ppm量級。下面分析位置和時間精度要求。

設遮光板的地面測距精度為：[ΔL=]1 mm[±10-6L，]計時精度：[ΔT=]1 μs。如果外測速度相對精度達到1×10-5，則可對加速度計的 二次項誤差系數[K2x=][1×10-5]g/g2進行驗證。

（1）如果測距精度中1 mm為主要誤差，為保證[ΔLL≈]1 mm/L≤1×10-5，則[L≥]100 m。此時距離過大，測速點太稀，影響速度精度。因此，必須對測距誤差中的系統1 mm誤差進行精確標定。

測距精度靠激光干涉儀來實現高精度測試，計時精度靠高精度約克公司時間模塊來實現。該模塊采用GPS高精度時間脈沖和石英晶體振蕩器來給每一幀采樣數據打時間戳。

（2）在測距精度中1 mm補償后，則[ΔLL=]10-6不是主要誤差項。為保證[ΔTT=10-6T≤10-5，][T≥]0.1 s。為較好擬合試驗彈道，取[T=]0.1 s。則隔阻片之間距離[L=vT=0.1v。]可以看出，隔阻片之間距離與速度成正比比關系，速度低時，隔阻片距離可較小，而在速度高時隔阻片距離必須增大。

在測速精度為1×10-5 m/s時，合理布置隔阻器位置，假設[K2x=]1×10-5 g/g2，加表和外測速度及位置誤差仿真結果如圖2所示。

圖2 加表和外測速度位置誤差

從仿真結果來看，在外測采用隔阻片時，測距精度對誤差模型驗證的重要性遠大于測速精度[3]。

3 激光接收發射器設計

激光接收器放置在火箭橇車體上，由一對發射?接收激光管組成。隔阻器安置在軌道兩側。激光光源采用半導體激光器，由半導體激光器和半導體光敏器件組成的探測裝置經過合理選型，能有效避免自然光和煙塵、水氣等的干擾，具有響應速度快、靈敏度高等特點?；诖?，本測速系統選擇半導體激光器作為光源[10]。

采用10 mm×10 mm大面積光電二極管接收光電信號，響應波形上升到峰值的63%所用的時間，即響應時間小于50 ns。采用大面積光電管的原因是因為滑車高速滑過，滑車周圍局部空氣壓縮，造成空氣折射率的變化，激光會發生偏轉。接收光電管面積增大可以防止激光束偏出。光電接收三極管處在飽合狀態時，則輸出為低電平；當安裝在火箭滑車上的激光發生器發出的波束被地面上的隔阻器擋住時，激光管處于截止狀態，則輸出為高電平；當火箭滑車滑過后又恢復為低電平。激光接收發射器要和兩個隔阻片配合使用，重點保證定位誤差和通過各隔阻片時刻的時間誤差滿足上述誤差分析要求。

4 結 語

通過火箭橇手段來標較導航系統精度的技術在國外已經發展了很多年，國內雖有零星試驗，但未成體系，性能指標也不高。采用激光發射?接收裝置的位置測試法，配合高精度計時裝置，必將促進我國導航試驗的快速發展。

參考文獻

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[10] 郝麗娜，潘保青，郝曉劍，等.火箭滑車激光測速系統[J].火炮發射與控制學報，2005（4）：70?71.

作者簡介：姚冉中 男，1979年出生，湖北襄陽人，高級工程師。主要研究方向為火箭橇試驗測試技術。